Конструирование ДЛА РДТТ
Оглавление.
Стр.
1. Аннотация.
2. Задание.
3. Выбор оптимальных параметров.
4. Изменение поверхности горения по времени.
5. Профилирование сопла.
6. Расчет ТЗП.
7. Приближенный расчет выхода двигателя на режим по
начальной поверхности горения. Геометрические характеристики заряда камеры.
8. Расчет на прочность основных узлов камеры.
9. Расчет массы воспламенительного состава.
10. Описание конструкции.
11. Спец. часть проекта. ВТ.
12. Описание ПГС.
13. Литература.
1.Анотация.
Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) получили в настоящее время широкое применение. Из опубликованных данных следует, что более 90 % существующих и вновь разрабатываемых ракет оснащаются РДТТ. Этому способствуют такие основные достоинства их, как высокая надежность, простота эксплуатации, постоянная готовность к действию. Наряду с перечисленными достоинствами РДТТ обладают рядом существенных недостатков: зависимостью скорости горения ТРТ от начальной температуры топливного заряда; относительно низким значением дельного импульса ТРТ; трудностью регулирования тяги в широком диапазоне.
РДТТ применяются во всех классах современных ракет военного назначения. Кроме того, ракеты с РДТТ используются в народно- хозяйственных целях, например, для борьбы с градом, бурения скважин, зондирования высоких слоев атмосферы и.д.
Разнообразие областей применения и выполняемых задач способствовало разработке большого числа различных конструкций, отличающихся габаритными, массовыми, тяговыми, временными и другими характеристиками. Некоторые представления о широте применения могут дать характеристики тяги РДТТ, находящиеся в крайних областях этого диапазона. Для РДТТ малых тяг значение тяги находится в пределах от 0,01 Н до 1600 Н. Тяги наиболее крупных двигателей достигают десятков меганьютонов. Например, для РДТТ диаметром 6,6 м тяга составляет 31 МН.
В данной работе рассмотрен вопрос проектирования в учебных ( с использованием ряда учебных пособий) РДТТ верхней ступени ракеты носителя, на смесевом топливе, полагающий знакомство с основами расчета и проектирования твердотопливных двигателей, методиками определения основных параметров двигателя, расчетом прочности, примерами проектирования топливных зарядов.
3. Выбор оптимальных параметров и топлива.
| Тяга двигателя в пустоте | P(Н)= |
3 |
||
| Время работы двигателя | t(с)= |
25 |
||
| Давление на срезе сопла | P |
10270 |
||
|
Топливо ARCADENЕ 253A |
||||
| Начальная скорость горения | u1(мм/с)= |
1,554 |
||
| Показатель степени в законе горения | n |
0,26 |
||
| Коэффициент температурного влияния на скорость горения | a t= |
0,00156 |
||
| Начальная температура топлива | tн( |
20 |
||
| Начальная температура топлива | Tн(К)= |
293,15 |
||
| Плотность топлива | r(кг/м^3)= |
1800 |
||
| Давление в камере сгорания | P |
615 |
||
| Скорость горения при заданном давлении | u(мм/с)= |
4,558 |
||
| Температура продуктов сгорания | T(К)= |
3359,6 |
||
| Молекулярный вес продуктов сгорания | m(кг/кмоль)= |
19,531 |
||
| Средний показатель изоэнтропы на срезе сопла | n= |
1,152 |
||
| Расчётный дельный импульс | Iу(м/с)= |
2934,8 |
||
| Расходный комплекс | b(м/с)= |
1551,5 |
||
| Идеальный пустотный дельный импульс | Iуп(м/с)= |
3077,3 |
||
| Удельная площадь среза сопла Fуд | (м^2с/кг)= |
30,5 |
||
| Относительная площадь среза сопла | Fотн= |
54,996 |
||
| Коэффициент камеры | jк= |
0,980 |
||
| Коэффициент сопла | jс= |
0,960 |
||
| Коэффициент дельного импульса | jI<= |
0,941 |
||
| Коэффициент расхода | mс= |
0,990 |
||
| Коэффициент расходного комплекса | jb= |
0,990 |
||
| Действительный расходный комплекс | b(м/с)= |
1535,828 |
||
| Действительный дельный пустотный импульс | Iуп(м/с)= |
2895,124 |
||
| Действительный расход газа | m(кг/с)= |
10,362 |
||
| Площадь минимального сечения | Fм(м^2)= |
0,003 |
||
| Средняя поверхность горения | W(м^2)= |
1,263 |
||
| Высота свода | e0(мм)= |
113,947 |
||
| e0(м)= |
0,114 |
|||
| Отношение площадей | k=Fсв/Fм= |
3, |
||
| Площадь свободного сечения канала | Fсв(м^2)= |
0,008 |
||
| Требуемая масса топлива | mт(кг)= |
259,056 |
||
|
|
||||
| Количество лучей звезды | i= |
6 |
||
| Угол | q( |
67,000 |
||
| e=0,Е0,8 |
0,750 |
|||
| Полуугол | q/2(р рад)= |
0,585 |
||
| Угол элемента звезды | a(рад)= |
0,393 |
||
| Первый вариант расчёта длины топливного заряда | ||||
| A= |
0,817 |
|||
| H= |
0,084 |
|||
| Диаметр камеры | D= |
0,396 |
||
| Площадь камеры сгорания | Fк= |
0,123 |
||
| Радиус камеры | R(м)= |
0,198 |
||
| Отношение высоты свода к диаметру камеры | e0/D= |
0,288 |
||
| Относительная величина вылета крышки | m= |
0,500 |
||
| Величина вылета крышки | b(м)= |
0,099 |
||
| Приближённый обьём элиптического днища | V(м^3)= |
0,008 |
||
| Обьём занимаемый двумя днищами | V(м^3)= |
0,016 |
||
| Относительный радиус скругления свода | r/D= |
0,015 |
||
| Радиус скругления свода | r(м)= |
0,006 |
||
| Радиус скругления луча | r1(м)= |
0,005 |
||
| Вспомогательная площадь | F1(м^2)= |
0,003 |
||
| Вспомогательная площадь | F2(м^2)= |
0,006 |
||
| Вспомогательная площадь | F3(м^2)= |
0,003 |
||
| Площадь остаточного топлива | Fост(м^2)= |
0,004 |
||
| Длина обечайки камеры сгорания | L(м)= |
1,229 |
||
| Длина заряда вначале горения | L1(м)= |
1,328 |
||
| Длина камеры сгорания вместе скрышками | L(м)= |
1,427 |
||
| Относительная длина камеры | Lот=L/D= |
3,605 |
||
| Материал обечайки двигателя | Композит материал (стеклопласт ППН) | |||
| Плотность материала обечайки двигателя | r(кг/м^3)= |
2070, |
||
| Прочность материала обечайки двигателя | σв (Мпа)= |
950 |
||
| Материал днищ двигателя | Титановый сплав ВТ14 | |||
| Плотность материала днищь двигателя | r(кг/м^3)= |
4510, |
||
| Прочность материала днищь двигателя | σв(Мпа)= |
1 |
||
| Коэффициент запаса прочности | n= |
1,400 |
||
| Толщина днища | δ дн= |
0,002 |
||
| Толщина обечайки | δ об= |
0,002 |
||
| Масса обечайки двигателя |
|
|||
| топливо заполняет одно днище | mоб= |
5,679 |
||
| Масса днища двигателя | mдн= |
2,572 |
||
| Суммарная масса топлива, днищь и обечайки топливо заполняет одно днище | mдв= |
269,881 |
||
Приближенный расчет выхода двигателя на стационарный режим
| Геометрические характеристики заряда и камеры | ||
|
Диаметр заряда |
D, м= |
0,387 |
|
Длина заряда |
l, м= |
1,365 |
|
Длина камеры сгорания |
L, м= |
1,462 |
|
Диаметр критического сечения |
d, м= |
0,057 |
|
Площадь критического сечения |
Fкр, м2= |
0,003 |
|
Площадь проходного сечения |
F= |
0,005 |
|
Давление выхода на режим |
|
|
| Давление вскрытия сопловой диафрагмы |
|
| Характеристики топлива и словия его горения |
|
||
|
Даление в камере сгорания |
р, Мпа= |
6,15 | |
|
Давление воспламенения |
рВ, Па= |
1845 | |
|
Начальная скорость горения |
u, м/с= |
0,001554 | |
|
Плотность топлива |
r, кг/м3= |
1800 | |
|
Температура продуктов сгорания |
Т, К= |
3359,6 | |
|
Молекулярный вес продуктов сгорания |
m, кг/кмоль= |
19,531 | |
|
Показатель изоэнторпы |
K= |
1,164 | |
|
Коэффициент тепловых потерь |
c<= |
0,95 | |
|
Коэффициент расхода |
j2= |
0,95 | |
|
Показатель скорости горения |
n<= |
0,26 | |
| Предварительные вычисления | ||||
|
Объем одной крышки |
Vт, м3= |
0,007600335 |
||
|
Площадь поверхности горения |
Sт, м2= |
1,26 |
||
|
Свободный объем камеры сгорания |
Vсв, м3= |
0,014663394 |
||
|
Газодинамическая функция |
A(k) = | 0,641445925 | ||
|
Параметр заряжания |
N= | 7,61987E-06 | ||
| Расчет становившегося давления | |||||
|
Величина давления при N1=N |
уст, Па= |
8246824,202 | |||
|
Величина |
0,00337207 | ||||
|
Значение N1 в первом приближении |
7,64566E-06 | ||||
| Величина становившегося давления | |||||
|
во втором приближении |
руст, Па= | 8,209266925 | |||
| Относительное отклонение давлений | |||||
|
на приближениях |
Dр= | 0,00455415 | |||
| Принимаем величину становившегося
давления
руст, Мпа |
8,209266925 |
|
|||
| Расчет давления в период выхода двигателя на режим |
|
||
|
Величина |
, с-1= |
92,7601292 | |
|
Время выхода на режим |
t,с= |
0,0397 | |
|
Интервалы времени Dt, сек |
|
0,00397 | |
|
Время |
Относительное давление |
Действительное давление |
|
|
|
|
|
0,004 |
0,4936 |
4,052 |
|
0,008 |
0,6406 |
5,259 |
|
0,012 |
0,7475 |
6,136 |
|
0,016 |
0,8237 |
6,762 |
|
0,02 |
0,8774 |
7,203 |
|
0,024 |
0,915 |
7,511 |
|
0,028 |
0,9411 |
7,726 |
|
0,032 |
0,9593 |
7,875 |
|
0,036 |
0,9718 |
7,978 |
|
0,04 |
0,9806 |
8,05 |
4.Изменение поверхности горения по времени.
Высота свода заряда: е0 = 0,114м.;
Длина заряда: L = 1,328м.;
Длина луча заряда: Н = 0,070м.;
Радиус камеры сгорания: R = 0,198м.;
Величина вылета крышки:
Радиус скругления свода: r = 0,005м.;
Радиус скругления луча: r1нн/sub> = 0,8ּr = 0,0044.;
Полуугол раскрытия лучей: β = Θ/2 = 33,53˚ = 0,585 рад.;
Угол эл-та звезды:
Длина луча без радиуса скругления: Скорость горения топлива:
Определим периметр и площадь горения в начале и в конце каждой афазы. Начало новой фазы соответствует параметрам конца предыдущей фазы. Полученные данные представлены в таблице. SI.нач = ПI.начּL ; SI.кон = ПI.конּL Периметр и поверхность горения в начале и в конце II фазы: ПII.нач = ПI.кон = 0,7733 м.; SII.нач = SI.кон = 1,0273
м.2; SII.кон = ПII.конּL Периметр и поверхность горения в начале и в конце < фазы горения (конец <а фазы горения в момент времени τ = 25с.). П.нач = ПII.кон = 0,8085м.; S.нач = SII.кон = 1,0739
м.2; S.кон = П.конּ(L<- Фаза I II Периметр горения 0,77335835 0,80849185 1,2358041 Площадь горения 1,02727 1,07393517 1,5192155 5.Профилирование сопла. Fм = 0,00259 м2; Диаметр минимального сечения: Площадь среза сопла: Диаметр среза сопла: Радиусы скругления: R1 = 1,5ּRм = 1,5ּ0,006/2 = 0,0917м.; R2 = 0,5ּ Rм = 0,5ּ0,006/2 = 0,0306м.; Угол касательной к контуру сопла на выходе βа = 0,106 рад. = 6,073˚; Относительная длина сопла: Угол на входе в сверхзвуковую часть сопла: βb = 0, 6 рад. = 34,38<˚; Длина сопла: 6.Расчет ТЗП. Определение коэффициентов теплопроводности. Камера сгорания. Давление в камере сгорания: р = 6,15 Мпа; Температура продуктов сгорания: Т
= 3359,6 К; Средний молекулярный вес продуктов сгорания: μ = 19,531 кг/кмоль; Теплоемкость продуктов сгорания: Ср
=а 3345 Коэффициент динамической вязкости: η
= 0,9330 Коэффициент теплопроводности: λ
= 0,9812 Массовый расход продуктов сгорания: Смоченный периметр заряда: П
= 0,7734 м.; Начальная площадь проходного сечения: Fсв = 0,00776
м2; Эквивалентный гидравлический диаметр: Приведенный диаметр проходного сечения (для расчета лучистого теплового потока): Средняя длина луча: l = 0,9<ּdсв. = 0,9ּ0,283 = 0,0895м.; Средняя плотность продуктов сгорания: Принимаем температуру поверхности Тст =
210К; Переднее Днище. Коэффициент конвективной теплоотдачи (свободная конвекция): Определяем коэффициент лучистой теплоотдачи: Коэффициент Стефана-Больцмана: C0 = 5,67 Массовая доля конденсата: Z = 0,317; Принимаем оптический диметр частиц: d32 = 3
мкм.; Степень черноты изотермического потока продуктов сгорания: εр
= 0,229 +0,061ּd32 + 0,11ּТ - 0,3684ּZ<+0.00502ּ
<= 0,229 +0,061ּ3 +
0,11ּ3411 - 0,3684ּ0,317+0.00502ּ10-0,00338ּ0,2547 =
0,6965; Принимаем степень черноты материала: εст.
= 0,8; Эффективная степень черноты: εэф.ст.
= (1+ εст.)/2 = (1+0,8)/2 = 0,9; Лучистый тепловой поток: Коэффициент лучистой теплоотдачи: Суммарный коэффициент теплоотдачи: α
= αл + αк = 3046,02+687,41 = 3733,425 Заднее днище. Коэффициент конвективной теплоотдачи (вынужденной): Nu = 0,023<ּRe0,8<ּ 0,4; Определяем скорость продуктов сгорания у заднего днища: Критерий Рейнольдса: Критерий Прандтля: Критерий Нюсельта: Nu = 0,023ּ1826929,5280,8ּ0,30880,4
= 774,04; Коэффициент конвективной теплоотдачи: Коэффициент лучистой теплоотдачи: αл
= 3046,02 α
= αл + αк = 18914,7+3046,02 = 21960 Критическое сечение. Давление продуктов сгорания в критическом сечении: Ркр
= 3534720 Па; Температура в основном потоке газа: Т
= 3162,3 К; Температура торможения: Т0
= 3359,6 К; Средний молекулярный вес продуктов сгорания: μ = 19,410 кг/кмоль; Теплоемкость ПС: Ср
= 1898 Коэффициент динамической вязкости: η
= 0,879 η0
= 0,915 Коэффициент теплопроводности: λ = 0,8914 Массовый расход ПС: Площадь критического сечения: Fм = 0,0026
м2; Диаметр минимального сечения: dм = 0,057м.; Температура поверхности: Тст. = 2300 К; Критерий Прандтля: Определяющая температура: Тf = 0,5<ּ(Т+Тст)+0,22ּ 1/3(T0-T) = 0,5ּ(3195+2300) +0,22ּ0,3111/3(3411-3195)=2756,1
К; Коэффициент динамической вязкости при Тf : ηf = 0,798 Плотность газа при Тf : Плотность газа при Т0 : Поправка: Радиус кривизны: r = dм/2 = 0,057/2 = 0,0287 м.; Коэффициент конвективной теплоотдачи: Коэффициент лучистой теплоотдачи: qл - лучистый тепловой поток в камере сгорания. Суммарный коэффициент теплоотдачи: α
= αл + αк = 4,73+56687,34 = 58912,068 Срез сопла. Давление продуктов сгорания в критическом сечении: Ркр
= 10270 Па; Температура в основном потоке газа: Т
= 1480 К; Температура торможения: Т0
= 3660 К; Средний молекулярный вес продуктов сгорания: μ = 19,42 кг/кмоль; Теплоемкость ПС: Ср
= 1650,1 Коэффициент динамической вязкости: η
= 0,6452 η0
= 0,8 Коэффициент теплопроводности: λ = 0,1745 Массовый расход ПС: Площадь среза сопла: Fа = 0,14233
м2; Диаметр на срезе сопла: dа = 0,458м.; Температура поверхности: Тст. = 1600 К; Критерий Прандтля: Определяющая температура: Тf = 0,5<ּ(Т+Тст)+0,22ּ 1/3(T0-T) = 0,5ּ(1480,3+1600) +0,22ּ0,44971/3(3360-1480)=1990
К; Коэффициент динамической вязкости при Тf : ηf
= 0,6036 Плотность газа при Тf : Плотность газа при Т0 : Поправка: Радиус кривизны: r = dа/2 = 0,5188/2 = 0,2594 м.; Коэффициент конвективной теплоотдачи: Коэффициент лучистой теплоотдачи: Суммарный коэффициент теплоотдачи: α
= αл + αк = 25,678+143,641 = 169,32 Расчет ТЗП. 1.Переднее днище. Время работы двигателя 25 секунд. Материал стенки: ВТ-14; Плотность:
<ρМ = 4510
кг/м3; Прочность материала днища: σ = 1 Па; Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586 Теплопроводность:
λМ = 16,9 Коэффициент теплопроводности: аМ = 0,642 м2/сек; Толщина днища: δдн = 0,00445 м.; Допустимая температура стенки: Тg = 900 К; Начальная температура материала: Т = 293,15 К; Материал теплозащитного покрытия: ZiO2; Плотность:
ρп = 4400 кг/м3; Теплоемкость покрытия: СрП = 733 Теплопроводность:
λП = 0,72 Коэффициент теплопроводности: Коэффициент теплоотдачи: <α = 4168,836 Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава): Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице: Температурный симплекс: Допустимы ряд темпер-тур Т
(К) 600 650 700 750 800 850 q<= 0,8 0,8836 0,8673 0,8510 0,8347 0,8184 lg 0,0122 С= 0,4 = 0,4500 lg -0,0580 -0,0659 -0,0740 -0,0823 -0,0907 -0,0992 1/М= 0,0036 0,0036 0,0036 0,0036 0,0036 0,0036 δп(м)= 0,0067 0,0061 0,0056 0,0051 0,0048 0,0045 2.Заднее днище. Время работы двигателя 25 секунд. Материал стенки: ВТ-14; Плотность:
<ρМ = 4510
кг/м3; Прочность материала днища: σ = 1 Па; Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586 Теплопроводность:
λМ = 16,9 Коэффициент теплопроводности: аМ = 0,642 м2/сек; Толщина днища: δдн = 0,00445 м.; Допустимая температура стенки: Тg = 900 К; Начальная температура материала: Т = 293,15 К; Материал теплозащитного покрытия: ZiO2; Плотность:
ρп = 4400 кг/м3; Теплоемкость покрытия: СрП = 733 Теплопроводность:
λП = 0,72 Коэффициент теплопроводности: Коэффициент теплоотдачи: <α = 4168,836 Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава): Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице: Температурный симплекс: Допустимы ряд темпер-тур Т
(К) 600 650 700 750 800 850 q<= 0,8 0,8836 0,8673 0,8510 0,8347 0,8184 lg 0,0122 С= 0,4 = 0,4500 lg -0,0580 -0,0659 -0,0740 -0,0823 -0,0907 -0,0992 1/М= 0,0036 0,0036 0,0036 0,0036 0,0036 0,0036 δп(м)= 0,0068 0,0062 0,0057 0,0053 0,0050 0,0046 3.Критическое сечение. Время работы двигателя 18 секунд. Материал стенки: ВТ-14; Плотность:
<ρМ = 4510
кг/м3; Прочность материала днища: σ = 1 Па; Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586 Теплопроводность:
λМ = 16,9 Коэффициент теплопроводности: аМ = 0,642 м2/сек; Толщина днища: δдн = 0,004 м.; Допустимая температура стенки: Тg = 800 К; Начальная температура материала: Т = 293,15 К; Материал теплозащитного покрытия: глерод (пирографит); Плотность:
ρп = 2200 кг/м3; Теплоемкость покрытия: СрП = 971 Теплопроводность:
λП = 5 Коэффициент теплопроводности: Коэффициент теплоотдачи: <α = 77954,46 Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава): Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице: Температурный симплекс: Допустимы ряд темпер-тур Т
(К) 600 650 700 750 800 850 q<= 0,8931 0,8756 0,8582 0,8408 0,8233 0,8059 lg 0,0122 С= 0,4 = 0,4500 lg -0,0613 -0,0699 -0,0786 -0,0875 -0,0966 -0,1059 1/М= 0,0049 0,0049 0,0049 0,0049 0,0049 0,0049 δп(м)= 0,0271 0,0250 0,0233 0,0218 0,0205 0,0194 4.Срез сопла. Время работы двигателя 18 секунд. Материал стенки: ВТ-14; Плотность:
<ρМ = 4510
кг/м3; Прочность материала днища: σ = 1 Па; Теплоемкость титанового сплава: СрМ = 586 Теплопроводность:
λМ = 16,9 Коэффициент теплопроводности: аМ = 0,642 м2/сек; Толщина днища: δдн = 0,004 м.; Допустимая температура стенки: Тg = 900 К; Начальная температура материала: Т = 293,15 К; Материал теплозащитного покрытия: SiC; Плотность:
ρп = 1700 кг/м3; Теплоемкость покрытия: СрП = 1250 Теплопроводность:
λП = 4,19 Коэффициент теплопроводности: Коэффициент теплоотдачи: <α = 1227,904 Определяем толщину ТЗП для ряда температур стенки (титанового сплава): Диапазон экслуатационных температур разделим на равные промежутки и проведем расчет по следующим формулам для каждого из них. Данные представлены в таблице: Температурный симплекс: Допустимы ряд темпер-тур Т
(К) 600 650 700 750 800 850 q<= 0,7415 0,6994 0,6573 0,6152 0,5731 0,5309 lg 0,0122 С= 0,4 = 0,4500 lg -0,1421 -0,1675 -0,1944 -0,2232 -0,2540 -0,2872 1/М= 0,0037 0,0037 0,0037 0,0037 0,0037 0,0037 δп(м)= 0,0022 0,0014 0,8 0,2 0,2 0,5 8.Расчет на прочность камеры сгорания. Свойство материала корпуса (обечайки): Стеклопластик: σв
= 950 Па; Е
= 39,2ּ103 Па; Днища: Титановый сплав: σв
= 1 Па; Толщина обечайки: δоб
= 0,002 м.; Длина:
Lоб. = 1,229
м.; Диаметр камеры сгорания: Dк = 0,5443
м.; Rк = 0,200
м.; Толщина эллиптического днища: δдн.
= 0,002 м.; Относительная величина вылета крышки: m<= 0,5; Величина вылета крышки: b
= 0,099 м.; Напряжения от внутренних сил: Для обечайки: Суммарное напряжение: Коэффициент запаса прочности: Для эллиптического днища: Суммарное напряжение: Коэффициент запаса прочности: Расчет на стойчивость. Определяем является ли оболочка длинная. Если выполняется словие Критическое внешнее давление: Критическое число волн: Устойчивость от сжатия осевыми силами: Критическое осевое силие: Критическое напряжение сжатие: Устойчивость при изгибе обечайки: Принимаем
αнsub> с = 0,5. 9. Расчет массы воспламенителя. Состав воспламенителя: Горючее:
Бор + Алюминий; Окислитель:
4 ; Воспламенитель находится в петардах. Воспламенительное устройство корзинного типа. Давление при котором начинается воспламенение основного заряда Pк нач.=35 Па; Расчет массы воспламенителя. Выбираем на 1 м2 горящей по поверхности заряда 0,13 Е 0,2 кг. Воспламенительного состава. SI,П = 1,26
м2 - начальная площадь поверхности горения. mВ = 0,23
кг. Определяем размер петард: dнар =
0,068 м.; dвн. = 0,02 м.; ρВ
= 1640 Определяем объем занимаемый петардами: Определяем площадь поперечного сечения: Определяем длину воспламенителя: Определяем число петард: Максимальное число шашек может быть до 20 мм. Выбираем 10 мм. Выбираем число петард 14. Между петардами помещаются резиновые площадки для меньшения образование пороховой лпыли. Наличие пороховой пыли нежелательно, т.к. она может привести к нестабильной работе воспламенителя и к величению полей разбросов его характеристик. 10. Описание конструкции. Корпус двигателя выполнен из стеклопластика, методом спирально-поперечной намотки. На внутреннюю поверхность корпуса нанесено ТЗП. Днища корпуса, как переднее, так и заднее - эллиптические, которые при одинаковых параметрах имеет больший объем, чем сферическое днище. В переднем днище располагается воспламенитель корзинного типа. Горючее: Бор + Алюминий; Окислитель: 4 ;Воспламенитель находится в петардах. РДТТ снабжается поворотным соплом с жидким шарниром,
который обеспечивает предельное отклонение +- 4˚. Сопло состоит из утопленной входной части, жидкого шарнира. Расширяющаяся часть сопла профилированная (методом Рао). Жидкий шарнир защищен от действия горячих газов теплозащитным кожухом. Заряд выполнен из топлива марки Arcadene<-253A. Конструкция заряда выполнена таким образом, чтобы обеспечить нейтральный закон горения. Канальная часть заряда имеет форму
6-лучевой звезды. 11.Спец. часть проекта. ВТ. Для правления движения ЛА в соответствии с требуемой траекторией необходимо иметь возможность измять величину и направление вектора скорости, а также ориентацию осей ЛА в пространстве. С этой целью используются реактивные двигатели и различные органы правления, действие которых создает необходимые для правления силы и моменты. Управление ЛА осуществляется с помощью органов правления, построенных с использованием аэродинамических сил или энергии истекающей струи двигателя.
Иногда применяют комбинированные органы правления, в которых используется аэродинамическая сила и сила истекающей газовой струи. Одним из наиболее простых методов правления вектором тяги является поворотное сопло. Здесь сопло соединяется с корпусом двигателя через жидкий шарнир. Данный шарнир представляет собой опору и фланцем между которым располагается полостью, заполненной маслом. Полость состоит из корпуса
(титанового сплава), сама оболочка состоит из эластомера заполненного жидкостью под давлением. Применение такого шарнира позволяет отклонять сопло в двух плоскостях (тангажу и рыскания) на 4 (максимум) градуса. 12.Описание ПГС. Два руль привода 10 питаются жидкостью. Вся магистраль от руль приводов до бачка 6 заранее заполнена несжимаемым маслом, вытесняется из бачка газом, иза аккумулятора давления. Заправка шарболона 1
происходит через заправочный кран 2. Газ закачивается под давлением, которое контролируется манометром от заправочной станции. При подаче сигнала срабатывает пиропатрон пироклапана 3. Газ поступает через понижающий редуктора 4 (для поддержания постоянного давления) и разделительную мембрану 5 в бачок с несжимаемым маслом 6. Далее масло поступает на регулятор вектора тяги 7, которая контролируется системой правления и стабилизации летательным аппаратом 8.
Далее магистраль с маслом разделяется в двух направлениях, к 1-ой и 2-й руль машинке 10. При получении электрического импульса срабатывает электро-жидкостный клапан 9 и масло заполняет полость А руль привода и двигает его поршень, масло из полости Б дренажируется через ЭЖК 9. Таким образом происходит поворот сопла в одну сторону. Если нужно повернуть сопло в другом направлении, то электрический импульс поступает на ЭЖК, заполняется полость Б.
Дренаж из полости А через ЭЖК 9. 13.Литература. 1.Алемасов В.Е. и др.: Теория ракетных двигателей, учебное пособие для студентов высших технич. ч.
Заведений./ В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин: Под редакцией В.П.
Глушко, М. Машиностроение, 1989 Ц464с. 2.Ермолаев В.М., Абрамов Ю.Н.,
Магсумов Т.М. и др.: Проектирование двигателей ЛА,: ч. Пособие - Казань,
КАИ, 1972 - 206с. 3.Ермолаев В.М. Расчет и проектирование камер ДЛА, ч. Пособие - Казань, КАИ, 1983 - 68 с. 4.Орлов Б.В., Мазинг Г.Ю.
Термодинамические и баллистические основы проектирования РДТТ : ч. Пособие для вузов <- М. Машиностроение, 1979 - 392 с. 5.Семенихин П.В., Выбор оптимальных параметров и расчет параметров и массы твердотопливного двигателя ч. Пособие - Казань, КАИ. 1988 - 16с. 6.Семенихин П.В., Расчет параметров и проектирование твердотопливного двигателя, Часть II - Казань, КАИ, 1989 - 20с. 7.Соколов Б.И., Черенков А.С.:
Смесевые тв. Ракетные топлива, ч. пособие - Казань, КАИ, 1981 - 76с. 8.Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В.,
Конструкция и проектирование РДТТ : ч. Пособие для машиностроительных вузов.
Ц М. Машиностроение, 1987- 328 с.
;
акг/сек;
;
акг/сек;
;
акг/сек;
;
;
;
;
;
